Analiza skuteczności sterów lekkiego samolotu w korkociągu

• Autorzy: Baron A. , Goraj Z.

Warianty tytułu

EN

Analysis of the elevator and rudder efficiency in spin for an executive light aircraft

• Konferencja: Sympozjum : Aerodynamika Lotnicza (7, Warszawa, Polska)
• Języki publikacji: PL

Abstrakty

PL

Artykuł skupia się głównie na eksperymentalnych badaniach korkociągowych prototypu I-23 lekkiego samolotu, zaprojektowanego i oblatanego i Instytucie Lotnictwa w Warszawie. Konstrukcja jest całkowicie kompozytowa, pposiada proste skrzydło i chowane podwozie. Układ aerodynamicany i system sterowania samolotu są klasyczne. Powierzchnia nośna wynosi 10m2, rozpiętość skrzydła 8.8m, max. masa startowa jest równa 1150kg. W pracy zawarto analizę i przedstawiono odpowiednie metody wyprowadzania samolotu z korkociągu, możliwe do rozważania na wczesnym etapie projektu samolotu. Zbadano trzy czynniki główne decydujące o charakterystykach korkociągowych lekkiego samolotu - względny rozkład masy pomiędzy skrzydło i kadłub, gęstość względną samolotu oraz konfigurację usterzenia. Wyznaczono tzw. współczynnik tłumienia usterzenia (TDPF) z uwzględnieniem tzw. nieosłoniętej powierzchni statecznika pionowego. Testy przeprowadzone na dużych kątach natarcia w tunelu aerodynamicznym na modelu samolotu w skali 1:3 pokazały, że nie ma różnic pomiędzy skutecznością steru kierunku w obecności i pod nieobecność usterzenia poziomego.

EN

This paper focuses mainly on the experimental and in-flight spin investigationsfor an executive lightairplane, named I-23 and built in Institute of Aviation. It is single-engine, all composite, straight wing, rectable undercarriage, conventional configuration and flight control system airplane. Gross wing area is 10m2, wing span - 8.8m, maximum take-off mass-1150kg. spin analysisand adequate treatment to spin recovery were considered earlyin the design stage. Very well known three principal factors,overriding importance in the spinning of light airplanes, were carefully investigated. among them were: the relative distribution of the mass of the airplane between the wing and fuselage, relative airplane density and the tail configuration. In setting up the tail-design requirements, the so-called taildamping power factor was computed using the unshieldedrudder volume coefficient and the tail-damping ratio. The wind tunnel tests, performed on the scaled (1:3) airplane model at high angles of attack showed that there were no differences between effectiveness of the rudder alone configuration (horizontal tail removed) and that of the full configuration (including horizontal tail).

Słowa kluczowe

PL

korkociąg; sterowanie samolotem; samoloty lekkie; tunel aerodynamiczny

• Wydawca: Wydawnictwa Naukowe Instytutu Lotnictwa
• Czasopismo: Prace Instytutu Lotnictwa
• Rocznik: 2001
• Tom: Nr 4 (167)
• Strony: 45--53
• Opis fizyczny: Bibliogr. 18 poz., rys., wykr., wzory

Twórcy

autor

Baron A.

• Instytut Lotnictwa

autor

Goraj Z.

• Instytut Lotnictwa

Bibliografia

• [1] Kotik M.G. Dynamika korkociągu samolotu. Maszynostrojenie. Moskwa 1976 (wydanie rosyjskie).
• [2] Maryniak J., Blajer W., Numeryczna symulacja korkociągu samolotu. Mech.Teor.Stos., T. XXI, z. 2/3, 1983, pp. 481-492.
• [3] Bowman J.S., Summary of spin technology as related to light general aviation aerplanes. NASA TN D-6575, Washington D.C., Dec. 1971.
• [4] Weissman R., Status of Design Criteria for Predicting Departure Characteristics and Spin Susceptibility. J. Aircraft. Vol. 12, No. 12, Dec. 1975, pp. 989-993.
• [5] Pamadi B.N., Performance, stability, dynamics and control of aeroplanes. AIAA Educational Series, Washington D.C. 1998.
• [6] Goraj Z., Dynamika i Aerodynamika Samolotów Manewrowych z Elementami Obliczeń. Biblioteka Naukowa Instytutu Lotnictwa, 13. Warszawa 2001.
• [7] Payne F.M., Nelson R.C., An Experimental Study of Vortex Breakdown on a Delta Wing. NASA CP-2416, 1992.
• [8] Skow A.M., Titriga A. Jr., Moore W.A., Forebody-Wing Vortex Interactions and their Influence on Departure and Spin Resistance. CP-247, AGARD, paper 6, 1979.
• [9] FAR Part 23, Washington: Federal Aviation Administration. The Office of the Federal Register, National Archives and Records Administration, 1990.
• [10] JAR 23 - Joint Aviation Requirements. Flight Test Guide. Printed and distributed by Printing and Publication Services. Greville House, 37 Grafton Road, Cheltenham, Glos, GL50 2BN. United Kingdom on behalf of the Joint Aviation Authorities Committee.
• [11] Neihouse A.I., Lichtenstein J.H., Tail design requirements for satisfactory spin recovery. NACA TN nr 1045, Washington D.C. April 1946.
• [12] Raymer D.P., Aircraft Design: A Conceptual Approach. AIAA, Educational Series, Washington D.C. 1992.
• [13] Roskam J., Airplane Design. Roskam Aviation and Engineering Corporation. Ottawa, Kansas 1985.
• [14] Jarzębiński L., Analiza wpływu parametrów konstrukcyjnych na właściwości samolotu w korkociągu. TLiA 1980, nr 6, pp. 19-22.
• [15] Baron A., Analiza korkociągu samolotu 1-23. Sprawozdanie wewnętrzne w Instytucie Lotnictwa, nr I-23/20/BP/200I (niepublikowane).
• [16] Kacprzyk J. Badania aerodynamiczne modelu samolotu 1-23 na dużych kątach natarcia. Sprawozdanie wewnętrzne w Instytucie Lotnictwa, nr 9/LA/01/D (niepublikowane).
• [17] Próby naziemne i w locie samolotu 1-23. Sprawozdanie wewnętrzne w Instytucie Lotnictwa, nr BL880/2000 (praca zbiorowa, niepublikowana).
• [18] Neihouse A.I. Tail design requirements for satisfactory spin recovery for personal - owner-type light airplane. NACA TN 1329, Washington D.C. 1947.